RU2626773C1

RU2626773C1 - Комбинированное крыло летательного аппарата

Info

Publication number: RU2626773C1
Application number: RU2016127462A
Authority: RU
Inventors: Дмитрий Георгиевич Кошкарев
Original assignee: Чепик Александр Ануфриевич; Чепик Антон Александрович
Priority date: 2013-12-16
Filing date: 2013-12-16
Publication date: 2017-08-01
Also published as: EP3085619A1; WO2015094003A1; EP3085619A9

Abstract

Группа изобретений относится к области летательных аппаратов. Крыло летательного аппарата содержит несущую поверхность и турбореактивный двигатель. Несущая поверхность выполнена комбинированной из обычного аэродинамического крыла и жестко связанной с ним несущей пластины. Двигатель жестко крепится к несущей пластине так, что выходящая из него струя горячих газов обтекает ее верхнюю поверхность. Профиль несущей пластины повторяет профиль сопла Лаваля турбореактивного двигателя. Эффективные площади аэродинамической пластины и несущей пластины равны. Летательный аппарат содержит фюзеляж с крыльями, векторы подъемных сил которых и центр тяжести всего летательного аппарата лежат в одной плоскости, перпендикулярной к оси симметрии летательного аппарата. Центр тяжести летательного аппарата расположен ниже точек приложения всех подъемных сил. Группа изобретений направлена на увеличение дальности, грузоподъемности и безопасности их использования. 2 н.п. ф-лы, 4 ил.

Description

Изобретение относится к области авиационного транспорта и может быть использовано в летательных аппаратах различных конструкций.

Любому летательному аппарату тяжелее воздуха для создания необходимой подъемной силы необходимо крыло. В настоящее время накоплен огромный опыт в конструировании и применении различных конструкций крыльев, в числе которых, в свете существа заявленного решения, следует отметить крылья, конструкция которых обеспечивает управление подъемной силой при обтекании верхней поверхности полуцилиндрического канала крыла потоком воздуха от пропеллерного двигателя. В англоязычной литературе такую конструкцию крыла, известную с 1929 года, называют Caster duct (по имени автора идеи W.R. Custer. 1929). Конструктивное воплощение идеи многократно проверено в экспериментах на различных аппаратах. Однако по ряду причин такая конструкция применения на практике не получила. В числе таких причин, в частности, необходимость использования пропеллерного двигателя, который не способен создавать поток воздуха с большим удельным давлением, что приводит к увеличению размеров канального крыла и, как следствие, к ухудшению при увеличении скорости полета аэродинамических свойств всего аппарата в целом.

В патенте РФ №2223891 на изобретение описан способ образования подъемной силы, заключающийся в том, что нагретыми потоками газа от газоструйного устройства, направленными над верхней поверхностью двух аэродинамических несущих площадок, создают бинарный циклон в виде пары заполняемых указанными потоками соприкасающихся, вращающихся газовых колонн, омывающих верхнюю поверхность двух площадок на объекте. Аэроплан включает газоструйное управляемое устройство, предназначенное для создания нагретых потоков газа, и крыло, верхняя поверхность которого имеет пару симметрично расположенных аэродинамических несущих площадок. Газоструйное устройство установлено с возможностью создания нагретыми потоками газа бинарного циклона. Управляемые аэродинамические элементы установлены для образования сил и моментов стабилизации аэроплана. Толчком к созданию известного решения, по мнению его авторов, явилась проблема безопасности и совместимости авиалайнеров с окружающей средой, которая может быть перспективно решена осуществлением способа вертикального взлета и вертикальной посадки. Такой способ позволит обеспечить контролируемое существенное замедление темпа операций: зависание перед приземлением; сведение к нулю скорости касания Земли; возможность мягкой посадки в любой точке Земли и возможность вынужденной посадки без слива топлива. Независимость от человеческого фактора и от погодных условий, а в результате существенное повышение безопасности, сможет быть обеспечено путем полной автоматизации процессов взлета и посадки, что нереально для существующих авиалайнеров при высокой скорости их движения в условиях тесных воздушных и наземных коридоров современных аэропортов. Вместе с тем конструктивное решение, предлагаемое авторами патента РФ №2223891, предполагает использование в составе летательного аппарата добавочных и достаточно сложных устройств, предназначенных для создания над крылом самолета специального атмосферного явления типа бинарного циклона, с помощью которого можно будет, по мнению авторов патента, осуществлять вертолетный взлет и посадку. Предложенное решение представляется конструктивно чрезвычайно сложным и слабо обоснованным экономически.

Развивая идею увеличения подъемной силы летательного аппарата без применения дополнительных сложных конструктивных устройств, автор настоящего изобретения также ставит перед собой цель увеличения дальности, грузоподъемности и безопасности использования летательных аппаратов различного назначения. Вместе с тем предлагаемый способ достижения такой цели является принципиально новым по отношению к известной и иным предлагаемым конструкциям и предусматривает как возможность сокращения дистанции пробега/разбега летательного аппарата при взлете/посадке, так и существенное уменьшение общего размаха крыла и, как следствие, вызванное таким уменьшением, снижение сопротивления среды в полете. Все вышесказанное, в совокупности, призвано увеличить эффективность воздушных перевозок и повысить их безопасность.

Для достижения поставленной цели предлагается использовать присоединенное к фюзеляжу летательного аппарата комбинированное крыло, содержащее несущую поверхность и реактивный двигатель, при этом несущая поверхность в плане выполнена комбинированной, состоящей из аэродинамического крыла и жестко связанной с ним несущей пластиной прямоугольной формы. Двигатель жестко крепится к несущей пластине так, что выходящая из него струя горячих газов обтекают верхнюю поверхность несущей пластины, профиль которой повторяет профиль сопла двигателя. Пластина может быть выполнена из условия ее соединения с фюзеляжем самолета.

Заявленная конструкция поясняется фиг. 1, 2, 3, 4 с вариантами возможных конструктивных воплощений: несущей пластины (фиг. 1); формой в плане сечения сопла Лаваля двигателя, являющегося самостоятельным элементом конструкции крыла (фиг. 2); видом в плане одного из возможных вариантов летательного аппарата (ЛА) с комбинированными крыльями (фиг. 3) и видом такого ЛА в профиль на фиг. 4.

Возможность достижения поставленной цели в рамках заявленной конструкции крыла, по мнению автора, обусловлена следующим. Заявленное комбинированное крыло состоит из трех жестко скрепленных частей: турбореактивного двигателя, несущей пластины и обычного аэродинамического крыла. Нижняя плоскость комбинированного крыла является общей для последних двух частей, а ее площадь равна сумме их площадей. При работе двигателя только верхняя поверхность несущей пластины обдувается выходящим из двигателя потоком воздуха, за счет чего создается подъемная сила, пропорциональная силе тяги двигателя. Таким образом, двигатель должен располагаться выше нижней поверхности комбинированного крыла. В полете возникающая на несущей пластине подъемная сила падает пропорционально квадрату скорости полета. Так как развиваемая аэродинамической частью крыла подъемная сила возрастает пропорционально квадрату скорости полета, то величина результирующей подъемной силы комбинированного крыла, при условии равенства эффективных площадей несущей пластины и аэродинамической части комбинированного крыла, становится независимой от скорости полета. Благодаря тому что каждая часть комбинированного крыла работает в оптимальном режиме, размах комбинированных крыльев оказывается существенно меньше размаха аэродинамических крыльев в современных самолетах, в результате в полете уменьшается сопротивление среды, что дает значительную экономию топлива и улучшает экономические показатели авиационного транспорта. Для обеспечения устойчивости летательного аппарата векторы подъемных сил комбинированных крыльев должны лежать вместе с центром тяжести всего летательного аппарата в одной перпендикулярной к оси симметрии летательного аппарата плоскости. Причем центр тяжести всего летательного аппарата должен располагаться ниже точек приложения подъемных сил от комбинированных крыльев. Отсутствие зависимости подъемной силы от скорости полета, в принципе, позволяет использующему комбинированные крылья летательному аппарату реализовать режим зависания в любое время и в любой точке пространства, что существенно повышает безопасность воздушного транспорта и расширяет географию его использования. Так как подъемная сила комбинированного крыла пропорциональна величине развиваемой двигателем тяги, то для реализации режима зависания необходимо иметь возможность полного торможения ЛА в отсутствие контакта с поверхностью земли. Для полной остановки ЛА в полете можно использовать как пассивные, так и активные способы или оба одновременно. В качестве пассивных способов торможения можно использовать механически управляемые экраны, отклоняющие на ≈90° прошедший над несущей пластиной поток горячего газа. (Заметим, что в этом случае двигатели, являющиеся частью комбинированных крыльев, перестают работать в качестве тяговых.) Активный способ торможения реализуется дополнительными тормозными двигателями, что позволяет осуществлять эффективное торможение и тонкое маневрирование даже в отсутствие контакта летательного аппарата с земной поверхностью.

Рассмотрим вариант конструктивного воплощения упомянутой несущей пластины (фиг. 1). В плане она имеет прямоугольную форму с длиной хорды L, шириной D и высотой Н/2, причем ее профиль, как показано на рисунке, в поперечном по отношению к хорде направлению, имеет полуэллиптическую форму. В одном из вариантов конструктивного воплощения заявленного крыла, для лучшего сцепления потока воздуха сечение насадки на сопло Лаваля двигателя также должно иметь, как показано на фиг. 2, эллиптическую форму с параметрами, соответствующими параметрам поперечного сечения несущей пластины. Оптимальные значения геометрических параметров D, Н и L, определяющих размер несущей пластины в плане и форму ее профиля, могут быть определены экспериментально.

При обдувании верхней поверхности несущей пластины потоком воздуха с плотностью ρ и скоростью V на нее станет действовать направленное вверх давление Р, равное 0,5ρV². Соответственно, в полете со скоростью V₀, когда нижняя поверхность комбинированного крыла обдувается потоком воздуха плотностью ρ₀, давление на пластину уменьшится на величину 0,5ρ₀V₀ ² и становится равным

Следовательно, в полете величина подъемной силы, создаваемой одной несущей пластиной Fc, составит

где S_C - площадь проекции несущей пластины на горизонтальную поверхность. Для обычного аэродинамического крыла площадью S_a, двигающегося со скоростью V₀ в атмосфере с плотностью ρ₀, величина подъемной силы F_a составляет

где К_а - коэффициент, зависящий только от формы профиля крыла. Величина коэффициента К_а хорошо известна для крыльев различной формы профиля, причем для оптимизации профиля используют различные механически управляемые элементы конструкции-закрылки и предкрылки. Однако для комбинированного крыла, в котором обычное аэродинамическое крыло эффективно используется только в крейсерском режиме, проблемы оптимизации формы профиля не существует, что упрощает и облегчает конструкцию комбинированного крыла. Для комбинированного крыла заявленной конструкции результирующая величина подъемной силы F₀ в соответствии с формулами (2) и (3) будет иметь вид

Из (4) следует, что при выполнении условия

величина подъемной силы комбинированного крыла определяется только параметрами реактивной струи от двигателя и площадью S_C

Так как условие (5) не зависит ни от скорости движения в атмосфере, ни от высоты полета, ни от мощности двигателя, то оно универсально, а конструкция комбинированного крыла, выполненная с условием (5), становится оптимальной, т.е. наиболее выгодной для использования. Этот факт свидетельствует о появлении нового авиационного устройства, обладающего уникальными аэродинамическими характеристиками - комбинированного крыла. Отметим, что условие (5) легко выполнимо, так как для этого нужно лишь уравнять размеры эффективных площадей соответствующих частей комбинированного крыла.

Учитывая выражение для развиваемой турбореактивным двигателем силы тяги F_d

в котором величина S_d есть площадь выходного окна сопла Лаваля двигателя, можно преобразовать выражение (6) к виду

Входящий в (8) коэффициент K_y=S_CS_d ^-1 является аналогом коэффициента качества аэродинамического крыла К_с, который для применяемых в коммерческой авиации крыльев имеет величину К_с≈14-15. При сравнении этих коэффициентов следует иметь в виду, что K_y является интегрированным коэффициентом качества всего летательного аппарата, почему сравнивать его следует с интегрированным коэффициентом качества всего самолета <K_c>, величина которого, при учете фюзеляжа и других вспомогательных элементов, снижается от К_с≈14-15 до <K_c>≈4. Например, для Боинга 737-200 при полном весе 48 т и силе тяги обоих двигателей 6,6⋅2=13,2 т, коэффициент <K_c> получается равным =48/13,2≈3,64. Для указанной выше геометрии несущей пластины коэффициент качества комбинированного крыла приобретает вид K_y=S_CS_d ^-1=4π^-1LH^-1. Полагая L=4 м и Н=0,4 м, получаем K_y≈12,7. По сравнению с Боингом, для которого <K_c>=3,64, получается увеличение интегрированного коэффициента качества в 3,5 раза, что означает примерно такое же снижение удельного расхода топлива в полете.

Благодаря тому что каждая часть комбинированного крыла работает в оптимальном режиме, их общий размах оказывается существенно меньше размаха аэродинамических крыльев в современных самолетах, в результате в полете уменьшается сопротивление среды, что дает значительную экономию топлива и улучшает экономические показатели авиационного транспорта

Как отмечено ранее, для обеспечения устойчивости ЛА, использующего в своем составе крылья заявленной конструкции, вектора подъемных сил от всех комбинированных крыльев вместе с центром тяжести всего ЛА должны лежать, как показано на фиг. 3, в одной перпендикулярной к оси симметрии летательного аппарата плоскости; на фиг. 3 и 4 следующими поз. обозначены: 1 - турбореактивный двигатель, являющийся неотъемлемой частью комбинированного крыла (в полете выполняет также роль тягового двигателя), 2 - несущая пластина, 3 - аэродинамическая пластина, 4 - тормозной двигатель. Центр тяжести всего летательного аппарата должен располагаться ниже точек приложения подъемных сил от комбинированных крыльев, как показано на фиг. 4.

Claims

1. Крыло летательного аппарата, содержащее несущую поверхность и турбореактивный двигатель, при этом несущая поверхность выполнена комбинированной из аэродинамической пластины и жестко связанной с ней несущей пластины, упомянутый двигатель жестко крепится к несущей пластине так, что выходящая из него струя горячих газов обтекает ее верхнюю поверхность, профиль несущей пластины повторяет профиль сопла Лаваля упомянутого двигателя, отличающееся тем, что эффективные площади аэродинамической пластины и несущей пластины равны.

2. Летательный аппарат, содержащий фюзеляж с крыльями по п. 1, отличающийся тем, что векторы подъемных сил крыльев и центр тяжести всего летательного аппарата лежат в одной плоскости, перпендикулярной к оси симметрии летательного аппарата, причем центр тяжести летательного аппарата должен располагаться ниже точек приложения всех подъемных сил.